1.3 取得的重大进展
本重大研究计划以国防建设为需求，开展基础性、前瞻性、先导性的相关基础科学问题研究，旨在解决我国近空间飞行器发展中的深层次问题，涉及国家安全与和平利用空间，具有十分重大的意义。
本重大研究计划实施的9年以来，参研人员共发表论文2621篇，包括国际期刊论文1017篇（在航空航天领域重要期刊AIAA上发表文章56篇），国内期刊论文646篇，国内、国际会议论文958篇；其中SCI收录1081篇，EI收录615篇，ISTP收录127篇；发表论文的SCI他引总频次为6167次。申请国内专利398项，获得授权270项。获得国家自然科学奖二等奖8项，国家技术发明奖二等奖5项；国际学术奖4项；省部级一等奖12项，二等奖10项。参研人员中，1人当选中国科学院院士，1人当选俄罗斯科学院外籍院士；6人成为“长江学者奖励计划”特聘教授，7人获得国家杰出青年科学基金资助，9人获得优秀青年科学基金资助，10人获得教育部新世纪人才基金资助。组织国际会议82次，国内会议157次；在国际重要学术会议做特邀报告150次，在国内重要学术会议做特邀报告192次。培养博士毕业生478名，硕士毕业生731名，出站博士后50名。
本重大研究计划集聚了高校、国防院所的一批研究团队，极大地推动了力学、物理学、数学、材料科学、信息科学等学科的发展与交叉，促进了多学科的协同创新和成果的工程应用。本重大研究计划所取得的成果的实质性贡献可归结为以下几个方面：
①提出了新原理、新概念、新方法、新技术，取得了重要创新成果，提升了源头创新能力和基础研究水平；
②对国家重大专项和工程的发展起到了重要的支撑作用；
③凝聚和培养了一批从事基础研究的高水平科研人员和研究团队，取得了具有国际重大影响的科研成果。
我国的近空间飞行器研究起步较晚，且国内的基础研究较薄弱、技术储备少，没有成功型号或成熟的经验可以借鉴。因此，在研制近空间飞行器这一重大战略问题上，必须走独立自主、创新发展的道路。要实现近空间飞行器研究的跨越式发展，就必须解决前述四个核心科学问题中的一批关键技术。本重大研究计划实施以来，在以下几个方面取得了重要研究进展。
（1）近空间飞行器环境下的空气动力学
①揭示了高超声速条件下分离流动非定常特征。发现一种从极限环起始的新的流动分离形态——封闭极限流面，进一步完善了运动壁三维非定常壁面分离判则。精细的流动测量技术和结果，对理论分析和数值模拟结果的验证都具有重要的价值，新的非定常流动分离形态的深入认识为近空间飞行器动态特性的研究打下了坚实的基础。已应用于近空间飞行器分离流动特性研究、近空间飞行器姿控发动机喷管内外流场特性研究以及多种组合体拦截导弹分离流动影响研究。
②探索了高空、高温非平衡效应与稀薄流效应耦合机理。采用模型理论分析为主、直接模拟蒙特卡罗法（DSMC）数值验证为辅的手段，研究了高超声速化学非平衡稀薄流动和锐前缘驻点气动加热特征，建立了锐前缘气动加热受稀薄气体效应耦合非平衡真实气体效应的工程理论，对目前临近空间高超声速飞行器气动特性预测具有重要的参考价值。
③探索了高空可压缩湍流及转捩机理。针对临近空间高超声速飞行的特点，研究了高温真实气体效应对典型的高超声速边界层流动的扰动演化及转捩特性，预测了转捩发生的位置与流动参数的关系规律，对飞行器的气动外形设计及热防护有重要的参考价值。利用天河二号计算机系统开展了大规模的直接数值模拟计算，对研究临近空间的高超声速飞行器摩阻的精细预测有重要意义。
④建立了新的高超声速飞行器气动热测试手段和方法。相比于传统的单点测量方式（热流传感器），磷光热图技术丰富了高超声速风洞热环境试验研究手段，实现了飞行器热环境的大面积高精度测量，将数据量提高了1～2个量级，实现了脉冲风洞试验技术的跨越式发展。针对磷光发光材料优化、双色磷光热图系统、模型材料选型等关键技术开展了研究，获得了高性能单/双色磷光发光材料，建立了基于脉冲风洞的双色磷光热图技术。磷光热图技术已应用于多个高超声速型号飞行器热环境试验预测，获得了大量面测量试验数据，清晰地显示了模型表面热流分布趋势，为相关工程型号的热防护设计及优化工作提供了数据支持，获得了型号应用部门的一致认可。
⑤建立了适应的气动热与防热材料的耦合计算模型。发展了防热与气动加热的一体化计算方法，考虑了实际防热材料的表面辐射特性、表面催化特性和氧化烧蚀等特性，为近空间高速飞行器设计中遇到的防热材料烧蚀特性研究给予了关键的技术支撑。完善了关于高超声速热环境计算分析方面的基本方法和工具，内容涉及复杂材料表面特性、复杂物理现象、复杂外形几何形态等方面对热环境的影响，并总结了变化规律。成果已应用于载人航天和探月工程以及国家某重点型号工程有关气动热环境和防热设计中。
⑥探索了新的飞行原理与气动布局优化方法。完成了飞行器单自由度滚转稳定性判据的风洞试验和数值模拟验证，开展了多自由度风洞动态试验相似准则与试验模拟方法研究。开展了乘波体飞行器静稳定性设计研究，通过迎风面的修型，实现横航向静稳定。开展了主动防热控制技术的可行性实验验证，通过对飞行器头部流场进行重构，降低热流和阻力。高超声速风洞动态试验技术可以进行近空间飞行器高超声速条件下俯仰/滚转耦合运动特性的试验验证，为数值模拟提供考核验证数据，已应用于近空间飞行器、高机动导弹的研制，为飞行器安全稳定飞行的操纵控制提供了理论支撑。
（2）先进推进的理论和方法
①发展了高超声速进气道设计新方法。提出了曲面压缩概念，实现了由出气动口参数或压缩面气动参数要求的型面反设计，证明了曲面压缩的良好气动性能，为高性能高超声速进排气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。发展了密切曲面内锥乘波前体进气道一体化设计方法。实现了发动机异型流道结构设计方法从无到有的跨越，为发动机进排气系统和燃烧室的耦合高效设计奠定了重要基础。曲面压缩和曲面压缩进气道概念已经为国内承研单位所接受，并已经用于高超进气道的气动设计。
②探索超声速燃烧机理。建立了我国首个碳氢燃料裂解-燃烧反应详细机理自动生成程序和热、动力学数据库，开发了我国第一套航空燃料燃烧机理自动生成软件，改变了我国燃烧仿真依赖于国外软件和反应机理的现状。提升了我国在燃烧基础研究及航空发动机设计应用研究方面的创新能力，为推动高超声速技术进步奠定了很好的基础。建立了航空燃料高温热物性的系列在线测量新方法，科学地定义了化学热沉并建立了测量方法。高温裂解气密度的精确测量解决了在750℃以上条件下，高温裂解气在冷却通道中流动速度的实验测量问题。这些高温热物性测量方法为超燃冲压发动机主动冷却设计关键技术攻关奠定了基础。
③探索超燃冲压发动机主动/被动热防护机理。提出了超燃冲压发动机主动冷却的双压裂解新概念，克服了国内外流行的超临界主动冷却方法的缺点，大幅提高了化学热沉，克服了高温高压裂解燃料结焦的瓶颈问题。2014年双压裂解冷却平板通过750℃长时间实验验证，被重大专项工程研究简报称为“碳氢燃料主动冷却技术的新突破”。推进了主动冷却内防护材料体系的研究，进一步完善了C/SiC复合材料数据库，提高了C/SiC复合材料的可设计性。制备出耐高温和抗烧蚀性能优异的C/SiC-M复合材料，明显提升了C/SiC复合材料的被动防热能力；相关成果已应用于C/SiC复合材料推力室的研制，明显提高了复合材料的力学性能以及抗烧蚀性能，使推力室的使用寿命和可靠性都显著提高。
④探索了超声速气流中缓燃与爆震的传播、相互转化机理。系统开展了超声速预混气中热射流起爆与传播过程的精细数值模拟与实验研究，验证了热射流直接起爆超声速预混气的可行性，阐明了超声速预混气热射流起爆机理与传播规律。揭示了超声速预混气的热射流起爆机理，获得了精细的三维爆震波结构，深化了对超声速气流中爆震物理过程的认识，为发展超声速气流中的爆震理论奠定了坚实基础。揭示了超燃冲压发动机内一种新的低频燃烧不稳定机制，即周期性火焰逆传导致的低频燃烧振荡。
⑤探索了超燃冲压发动机控制建模和控制方法。探讨了超燃冲压发动机进气道起动/不起动突变机理、超燃冲压发动机燃烧室亚燃/超燃模态转换机理以及模态转换的分岔机理，建立了相关理论模型，提出了切换控制和突变模式转换控制结合的发动机突变控制方法。从发动机控制的视角来观察流动失稳现象，解析推导出了发动机流动失稳过程中失稳边界所遵守的几何学规律和冲压发动机燃烧室-进气道相互作用具有有限个、严格可分的类别。提出了基于确定学习理论的复杂流动动态模式的快速识别方法，可以对高超声速进气道的流动状态进行快速判断。
⑥成功研制了低成本临近空间科学与技术飞行试验平台。该平台项目受到本重大研究计划以及国防科学技术大学重大科技创新工程资助，其目标是联合国内优势单位，在“十二五”末研制成功低成本临近空间科学与技术飞行试验平台，并开展相关飞行试验工作。2015年12月12日，该平台在酒泉卫星发射中心成功进行了首发飞行试验，使其成为继美国和澳大利亚联合研制的HIFiRE后第二个低成本临近空间高超声速通用试飞平台，可为我国超燃冲压发动机和高超声速飞行器关键技术攻关提供飞行演示验证能力，为我国临近空间基础科学问题研究提供了飞行试验研究平台，也是我国高超声速群体不断增强自主创新能力、勇攀世界科技高峰的又一成功实践。
（3）超轻质材料/结构及热环境预测与防热
①探索了轻质材料和结构设计理论和方法，建立了轻质材料和结构一体化设计以及层级（hierarchical）结构设计优化理论。针对由超轻多孔材料构成的结构，基于渐进均匀化理论实现材料/结构两个几何尺度的耦合，提出、深化并拓展了材料/结构多几何尺度并发的带惩罚的多孔各向异性材料（PAMP）模型，建立了实现轻质多孔材料和结构几何多尺度并发优化设计的理论框架及对应问题的数学列式和数值实现技术。解决了材料/结构不同层级间灵敏度传递技术，突破了拓扑优化领域经典的带惩罚的实心各向同性材料（SIMP）模型（针对实心固体材料）无法实现对多孔材料构成结构进行拓扑优化的局限，使得材料/结构并发多尺度优化问题的可计算性得到明显提升。3D打印添加材料制造新工艺的发展给这一方法提供新的发展机会，被国际同行评价为“重要发现”和“近期有趣的研究”。运用所提出的层级优化方法对新一代运载火箭结构进行了轻量化设计，为保证火箭的运载能力做出了重要贡献。
②探索了近空间高超声速飞行器材料/结构一体化、防/隔热一体化的设计方法。从材料和结构两个层次给出了不同材料性能和结构性能间的关联关系，综合考虑材料的防/隔热性能，分析了设计因素对热防护综合性能的影响规律，建立了防/隔热一体化设计和综合性能分析方法。协同研究了多目标多尺度设计与优化方法在热防护材料和结构设计中应用的问题，针对结构/防热一体化方案，建立了基于遗传算法的热力耦合协同优化方法以及基于拓扑优化的热防护系统热力耦合优化设计方法，给出了考虑热/力匹配的防热/传力/承载协同机制和设计方法；从现有服役环境、材料特性的随机性出发，将多尺度、不确定性等理论和方法引入防热材料及结构设计、优化和评价中，发展了非确定性分析方法，建立了基于可靠性指标的热防护系统优化设计方法，给出失效概率和可靠性灵敏度，为优化设计提供有力的支撑。相关成果在工程研制方法从“分离叠加”向“热/力耦合”的转变中，提升了物理模型的置信度和方法的完善性，为未来国家空天飞行器高温热防护部件的设计提供了有力的技术支撑。
③发展了近空间高超声速飞行器材料/结构多场耦合测试技术。发展了多场耦合服役环境下的力/热/氧化等关键参量的实验技术，建立了2600℃真空（惰性气体）环境材料力学性能测试系统、快速升/降温多功能材料抗热冲击性能测试系统等。开拓性发展了薄膜/基体系统的高温光学测量方法，实现了表面形貌、变形与薄膜应力测量，揭示了高温下薄膜（涂层）应力的非均匀演化。基于所研制的测量系统，系统地研究了典型高温热防护材料在极端环境下的热响应及氧化烧蚀行为，揭示了其温度响应及性能演变规律；发现了气动热环境与超高温陶瓷材料的强耦合作用及其主控要素，给出了该材料由非烧蚀向烧蚀转变的临界状态判据，获得了超高温陶瓷材料的氧化机制、性能预报和氧化抑制方法。针对近空间飞行器热端部件现场测量的需求，系统研究了高温光学变形场测量技术并自主研制高温力学测试系统，实现了热防护系统地面考核的结构级可视化测量；结合超高温环境下高温热防护材料与结构关键力学参量测量的需求开展研究，提出了高温光学相关和非相干变形场测量新方法，发展了变形载体制备新技术，实现了1550℃高温变形场的测量。建立了高超声速风洞多场耦合测量技术，对高超声速气动弹性实验中的模型振动、模型变形、气动加热情况进行测量；开展高超翼面颤振风洞实验研究，对类X-15机翼平板模型，采用固定马赫数、阶梯变动压技术实现亚临界颤振试验，采用颤振边界函数法获得了模型颤振边界。对高超声速气动弹性现象的机理，特别是气动外形、气动加热等因素对舵翼面颤振的影响规律以及多场耦合特性等基础科学问题进行了有效的研究探索，形成了一批自主创新的测试方法和技术，加深了对高超声速多场耦合下材料和结构物理特性和力学行为的认识。
④发展了多孔/隔栅/点阵等先进结构概念的设计方法。建立了具有自主知识产权的复合材料点阵结构模压一次成型工艺和二次成型工艺，成功制备出全碳纤维复合材料点阵结构，为埋置微型器件、实现多功能化奠定了基础；采用嵌锁工艺制备了玻璃纤维、碳纤维复合材料两种二维点阵构型，在4GHz～18GHz的反射率测试结果具有理想的吸波特性；利用X射线断层扫描技术，建立了沃罗努瓦（Voronoi）泡沫金属细观结构模型；通过冷冻注模工艺优化，实现了YSZ多孔陶瓷梯度气孔结构和性能的控制；基于“壁虎脚仿生”原理，将碳纳米管均匀地接枝到超薄铝合金内衬表面，使复合材料结构界面层强度提高了28%。
⑤探索了非烧蚀热防护新材料、新概念、新原理和新方法。利用光子晶体的光学特性调控热辐射，设计并制备了光子晶体热防护涂层。在国际上提出了通过仿生设计陶瓷表面结构增强陶瓷抗热震阻力的新概念和新方法。通过利用等离子刻蚀技术和酸腐蚀方法，在陶瓷表面成功引入了仿蜻蜓翼膜表面的超疏水纳米结构。在陶瓷热震过程中，仿生处理后的陶瓷表面能够自动地覆盖一层空气膜，这层空气膜使陶瓷表面热阻增加了近万倍，提高了陶瓷材料抗热震性能。该项成果极大地拓展了陶瓷抗热震失效的传统研究方法，为相关研究提供了新思想——通过对材料表面的微结构设计来获得材料所需的整体性能。从多层次、多角度探索了高导热C/C复合材料的成型工艺，提出了一套由熔融纺丝到块状碳纤维带复合材料的工艺路线和较为完善的工艺手段。
（4）高超声速飞行器智能自主控制理论和方法
①提出了乘波体高超声速飞行器精细姿态控制的概念及方法。提出了乘波体高超声速飞行器精细姿态控制的概念。研究了气动弹性、发动机工作振动等条件下的高超声速飞行器精细姿态控制方法，丰富了高超声速飞行器飞行控制理论，创新了乘波体高超声速飞行器精细姿态控制系统设计新方法。
②提出了近空间高超声速飞行器模型迁移新概念和新方法。提出了近空间高超声速飞行器模型迁移新概念。通过将飞行器动力学模型的迁移转化为模型中气动参数的迁移，研究了新飞行器和基飞行器相似度量度因子和评估方法，以及新飞行器和基飞行器启动参数迁移方法，形成了一套基于模型迁移理论的近空间高超声速飞行器动力学建模新方法，为高超声速飞行器在缺乏实验条件下的快速建模提供了一条新的技术途径。
③提出了近空间高超声速飞行器多通道协调控制概念及方法。提出了近空间高超声速飞行器多通道协调控制概念。深入研究了飞行器控制通道间的耦合特性，给出了控制通道间的耦合度量以及可解耦/不可解耦条件，提出了不可解耦条件下的近空间高超声速滑翔飞行器多通道协调控制思想；研究了不可解耦条件下的近空间高超声速滑翔飞行器多通道协调控制方法；突破了传统的飞行器分三通道控制系统设计的套路，丰富了高超声速飞行器飞行控制理论与方法。
④初步探明了近空间高超声速飞行器飞行姿态/气动力耦合机理。在深入研究近空间飞行环境、高超声速飞行器典型的飞行模式、可能的飞行包线的基础上，通过研究飞行姿态与气动力相互耦合和相互影响的具体表征，提出了表征飞行姿态变量和气动参数耦合的量度因子，利用这个量度因子，量化分析了高超声速飞行器在不同飞行条件下飞行姿态变量和气动参数耦合，发现了在某些关键点上飞行姿态变量和气动参数耦合突然加重的特殊现象。进而提出了两种飞行姿态变量和气动参数耦合描述方法，通过深入研究，初步探明了近空间高超声速飞行器飞行姿态/气动力耦合机理，为高超声速飞行器协调控制系统设计奠定了基础。
⑤提出了乘波体高超声速飞行器/发动机的一体化控制新思想。分析并利用加速度变量的特殊性构建了基于加速度的一体化控制框架，对发动机控制系统与飞行器控制系统的功能给出了明确分配；构建面向控制的考虑进气道不起动问题的双模态冲压发动机模型，通过模态转换逻辑的分析与实现，可使模型具有表达存在于超燃、亚燃与不起动模态之间复杂的转换逻辑、转换中滞环与参数突变特性的能力。基于超燃冲压发动机推力调节/安全保护切换控制设计思想，提出了切换系统的保守动态性能指标，给出了一种面向该动态性能指标的切换控制系统设计方法，解决了传统动态特性依赖于切换时刻初始状态从而不便于控制设计的难题；提出了一种基于安全裕度的飞行器/发动机协调控制新概念和方法，在不改变原有飞控系统结构的前提下，引入一种基于飞行器和发动机安全裕度的动态协调因子，用该因子在飞行性能和飞行安全间进行协调控制。
⑥初步探明了可变体飞行器气动力非定常动态时变规律及其作用机理。以可变体飞行器为对象，研究了宽广速域（亚声速、跨速域、高超声速）的可变体飞行器可能的气动布局。从气动布局设计、绕流流动计算与实验、气动特性分析三个方面，探索了亚声速变斜掠机翼和变后掠机翼、跨速域可伸缩机翼和变前掠机翼、高超声速可变体吻切锥乘波体和斜激波乘波体构型飞行器的非定常气动特性，发现并揭示了可变体飞行器典型变形过程中非定常气动特性的现象和机理，获得了近空间宽广速域的有效可变体气动布局及其气动特性。并从理论分析和风洞实验两方面，探索了二维翼型与三维机翼新的现象，从机理上给出了新的解释。发现了变形过程中动态气动特性滞回效应，揭示了其机理在于“动边界效应”和“流场滞回效应”。实现了可变体飞行器气动力非定常动态时变规律及其作用机理研究从亚-跨-超音速到高超音速的突破。